[发明专利]基于二次开发技术的固体火箭发动机尾焰流场计算方法

说明书

本发明提供了一种基于二次开发技术的固体火箭发动机尾焰流场计算方法，属于固体火箭发动机研究领域，包括：尾焰流场模型建立的参数化及模板化；尾焰流场网格划分的参数化及模板化；尾焰流场求解的参数化及模板化；尾焰流场计算参数输入及模板化脚本运行。该方法避免了复杂的模型建立过程，提高了模型建立的效率；建立网格划分的参数化模板，避免了传统CFD求解过程中时间占比较高的网格划分过程，提高了网格划分效率；能够自动完成复杂的物理模型、边界条件、求解参数等设置，避免了大量重复性工作，提高了求解效率。

技术领域

本发明属于固体火箭发动机研究领域，具体涉及一种基于二次开发技术的固体火箭发动机尾焰流场计算方法。

背景技术

固体火箭发动机(Solid Rocket Motor，SRM)是一种采用固体推进剂的化学火箭动力装置，其结构简单、发展成熟、可靠性高的特点使其在导弹武器、运载火箭和宇宙飞行器中都有广泛采用。固体火箭发动机工作时，将会通过喷管排出高温、高压、高速气体，并常伴有大量氧化铝颗粒，形成长度、宽度可达飞行器尺寸几倍、十几倍甚至几十倍大的流场区域。同时，这些物质在多个波段都具有明显的红外辐射特性，是飞行器重要的特征信号，影响到预警、制导、隐身、引信等光电探测与跟踪。

而为了开展固体火箭发动机尾焰红外辐射特性的分析，以探究推进剂配方、飞行器结构设计等对目标识别、目标探测、隐身技术的影响，必须具备稳健的尾焰流场输入，需要进行尾焰流场计算区域的建模、网格划分、流场计算边界设置等一系列操作，同时，需要考虑计算过程的高效性和精确性要求。固体火箭发动机尾焰流场求解的效率及精度，对尾焰红外辐射分析起着至关重要的作用。

与常规流场解算需要经过几何模型建立、网格划分、物理模型设置、边界条件设置、求解参数设置、迭代求解、结果后处理等过程进行“尾焰流场区域建模”、采用商业网格划分软件进行“全流域网格划分”、采用商业计算流体力学软件进行流场“迭代求解”，如图1所示。

可见，在求解思路及求解方法上，固体火箭发动机尾焰流场分析与常规流场求解类似，往往涉及到复杂的模型简化、网格划分调整及计算参数更迭，重复性工作比较多，造成了人力物力的浪费。其次，固体火箭发动机作为一个专门的领域，针对其尾焰流场的求解，还需考虑其工作特性，具体地包括流动工质成分复杂(气固两相流动)、温度极高(可达3500K)、压力极高(可达十几甚至数十兆帕)、流速极快(可达3000m/s)，需要额外考虑这些因素在模型简化思路、网格划分策略、湍流模型设置、求解算法选择等方面的影响，这就导致了这一过程的复杂度、工作重复度成倍增加，有必要利用商业软件的二次开发技术，基于参数化和模板化思想，建立行之有效的固体火箭发动机尾焰流场快速计算方法。

因此，本申请提出一种基于二次开发技术的固体火箭发动机尾焰流场计算方法。

发明内容

为了克服上述现有技术存在的不足，本发明提供了一种基于二次开发技术的固体火箭发动机尾焰流场计算方法。

为了实现上述目的，本发明提供如下技术方案：

基于二次开发技术的固体火箭发动机尾焰流场计算方法，包括以下步骤：

步骤1、尾焰流场模型建立的参数化及模板化；

步骤2、尾焰流场网格划分的参数化及模板化；

步骤3、尾焰流场求解的参数化及模板化；

步骤4、尾焰流场计算参数输入及模板化脚本运行。

优选地，所述步骤1具体包括：

步骤1.1、在ProE软件中建立尾焰流场三维模型，分析模型，提取影响尾焰流场分布的主要模型尺寸信息，对各参数赋值；

步骤1.2、采用JAVA编程语言，通过ProE二次开发接口Jlink中的函数，编写尾焰流场模型建立脚本，实现ProE模型文件参数的读取、修改、模型重生、导出及保存操作。